RU2687500C1 - Dual-mode solid-propellant rocket engine - Google Patents
Dual-mode solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2687500C1 RU2687500C1 RU2017143566A RU2017143566A RU2687500C1 RU 2687500 C1 RU2687500 C1 RU 2687500C1 RU 2017143566 A RU2017143566 A RU 2017143566A RU 2017143566 A RU2017143566 A RU 2017143566A RU 2687500 C1 RU2687500 C1 RU 2687500C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- starting
- chamber
- diaphragm
- combustion chamber
- gas ducts
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) и предназначено для использования в ракетах различного назначения.The invention relates to the field of rocket technology, namely, solid-propellant rocket engines (RDTT) and is intended for use in rockets for various purposes.
Известен двухрежимный ракетный двигатель (патент РФ №2084676 МПК F02K 9/30) содержащий камеру сгорания с зарядом стартового режима, камеру сгорания с зарядом маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку и сопловой блок, содержащий трубопровод, соединенный с камерой сгорания маршевого режима.Known dual-mode rocket engine (RF patent №2084676 IPC F02K 9/30) containing a combustion chamber with charge of the starting mode, a combustion chamber with a charge of the propulsion mode, placed between the combustion chambers and a nozzle block, containing a pipeline connected to the combustion chamber of the propulsion mode.
Задачей данного технического решения являлось создание двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива.The objective of this technical solution was to create a dual-mode solid-fuel rocket engine.
Общими признаками с предлагаемым РДТТ является наличие стартовой и маршевой камеры сгорания с размещенными в них зарядами и перегородки между камерами сгорания.Common features with the proposed solid propellant rocket motor is the presence of a starting and sustainer combustion chamber with charges placed in them and partitions between the combustion chambers.
Основными недостатками данной конструкции является наличие трубопровода, что увеличивает пассивную массу конструкции.The main disadvantages of this design is the presence of the pipeline, which increases the passive mass of the structure.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является двухрежимный РДТТ по патенту РФ №2390646, БИ №15, опубл. 27.05.2010 г. принятый за прототип. Он содержит цилиндрический корпус, стартовую камеру сгорания с зарядом и соплом, маршевую камеру сгорания с зарядом, разделительное днище (промежуточную диафрагму) с перфорированными заглушками с большим числом отверстий малого диаметра (газоводами) и мембраны, установленные со стороны стартовой камеры сгорания, прилегающие к заглушкам.The closest in technical essence and the achieved result is a dual-mode solid propellant rocket motor for Russian Federation patent No. 2390646, BI No. 15, publ. May 27, 2010 adopted for the prototype. It contains a cylindrical body, a starting combustion chamber with a charge and a nozzle, a sustained combustion chamber with a charge, a separating bottom (intermediate diaphragm) with perforated plugs with a large number of small-diameter holes (gas ducts) and membranes mounted on the side of the starting combustion chamber adjacent to the plugs .
Принятый за прототип двухрежимный РДТТ функционирует следующим образом. После зажжения и сгорания заряда стартовой камеры сгорания осуществляется зажжение заряда маршевой камеры сгорания, продукты сгорания маршевой камеры сгорания проходят через перфорации заглушек разделительного днища, воздействуют на мембраны заглушек, вскрывают мембрану, втекают в стартовую камеру сгорания и истекают через сопло стартовой камеры сгорания, создавая тягу. Однако, как показали проведенные исследования, использование данной конструкции РДТТ в современных РДТТ с зарядами из топлив, имеющих высокую температуру сгорания, являются неэффективным. Причина этого заключается в том, что при работе маршевой камеры сгорания, при истечении продуктов сгорания маршевого заряда через перфорации заглушек разделительного днища за разделительным днищем образуется система рециркуляционных зон, в том числе у корпуса стартовой камеры сгорания с интенсивностью теплообмена с корпусом в 4…5 раз превышающим теплообмен при стабилизированном течении. При этом данная конструкция РДТТ не позволяет сформировать поток продуктов сгорания рациональным путем с целью снижения уровня тепловых потоков за разделительным днищем ввиду того, что перфорации (отверстия) выполнены в тонкостенных заглушках, что независимо от ориентации перфораций, как показывают результаты экспериментальных исследований, приводит к движению продуктов сгорания в осевом направлении с образованием рециркуляционных зон с высокой интенсивностью теплообмена, что вызывает необходимость существенного увеличения толщины теплозащитного покрытия за разделительным днищем (в 5-6 раз по сравнению со средней толщиной теплозащитного покрытия стартовой камеры сгорания) и приводит к увеличению пассивной массы РДТТ.Taken as a prototype dual-mode solid propellant rocket motor functions as follows. After ignition and combustion of the charge of the starting combustion chamber, the charge of the sustainer combustion chamber is ignited, the combustion products of the sustainer combustion chamber pass through the perforations of the separator bottom caps, affect the cap membranes, open the membrane, flow into the starting combustion chamber nozzle, creating cravings . However, as studies have shown, the use of this design of solid propellant rocket motors in modern solid propellant rocket motors with charges of fuels having a high temperature of combustion, is ineffective. The reason for this is that during the operation of the sustainer combustion chamber, with the outflow of combustion products of the propulsion charge through the perforations of the separator bottom plugs behind the separation bottom, a system of recirculation zones is formed, including at the start-up combustion chamber with heat transfer rate of 4… 5 times exceeding heat transfer with stabilized current. At the same time, this solid propellant construction does not allow to form a flow of combustion products in a rational way to reduce the level of heat flow beyond the separation plate due to the fact that the perforations (holes) are made in thin-walled plugs, which, regardless of the orientation of the perforations, leads to movement products of combustion in the axial direction with the formation of recirculation zones with high intensity of heat exchange, which necessitates a substantial increase in the thickness s thermal barrier coating for a separating head (5-6 times compared to the average thickness of the heat-shielding coating combustor start) and leads to an increase in passive mass SRM.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции двухрежимного РДТТ, позволяющей снизить пассивную массу за счет исключения из конструкции РДТТ газовода.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to create a design of a dual-mode solid propellant solid propellant rocket motor, allowing to reduce the passive mass by eliminating the gas duct from the solid propellant solid rocket motor construction.
Общими признаками с предлагаемым РДТТ являются наличие в РДТТ прототипе цилиндрического корпуса, стартовой камеры сгорания с соплом, маршевой камеры сгорания и диафрагмы с газоводами и мембранами со стороны стартовой камеры сгорания.Common features with the proposed solid propellant rocket motor are the presence of a prototype cylindrical body, a starting combustion chamber with a nozzle, a sustainer combustion chamber and a diaphragm with gas ducts and membranes on the side of the starting combustion chamber in a solid propellant solid propellant.
В отличии от прототипа в предлагаемом двухрежимном РДТТ газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D -внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.In contrast to the prototype, in the proposed dual-mode solid propellant solid propellant generator, the gas ducts are located at an angle of 5 ... 15 degrees to the engine axis, and their length is (0.1 ... 0.2) D, while in front of the starting chamber at a distance of at least 10h the thickness of the heat shield is 1.5 ... 2.5 thickness of the heat-shielding coating in the middle part of the starting chamber, where h = (Dd) / 2 is the height of the outlet of the gas ducts, D is the inner diameter of the starting combustion chamber at the diaphragm, d is the diameter of the outer circumference of the gas ducts, and gas pipes made in the form of a sector of the ring.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This allows us to conclude that there is a causal relationship between the set of essential features of the proposed technical solution and the technical result achieved.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.These signs, distinctive from the prototype, and to which the requested amount of legal protection, in all cases sufficient.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности РДТТ за счет снижения пассивной массы, повышение надежности функционирования.The task of the invention is to increase the effectiveness of solid propellant solid by reducing passive mass, improving the reliability of operation.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, особенность заключается в том, что газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.This technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in a dual-mode rocket engine solid fuel containing a cylindrical body, starting and sustainer combustion chambers, the diaphragm on the periphery of which is evenly spaced gaseous, equipped with membranes from the starting combustion chamber, the nozzle and the heat-shielding coating feature that the gas breeders are located at an angle of 5 ... 15 degrees to the axis of the engine, and their length is (0.1 ... 0.2) D, while in the front part of the launch chamber on at least 10h thick, the heat shield has a thickness of 1.5 ... 2.5 times the thickness of the heat shield in the middle part of the launch chamber, where h = (Dd) / 2 is the height of the outlet of the gas ducts, D is the inner diameter of the starting combustion chamber at the diaphragm, d is the diameter of the outer circumscribing circumference of the gas ducts, and the gas ducts made in the form of a sector of the ring.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяет, в частности, за счет:A new set of structural elements, as well as the presence of links between them, allows, in particular, due to:
- выполнения газоводов под углом 5…15 градусов к оси двигателя с длиной (0,1…0,2)D обеспечить ввод продуктов сгорания маршевого заряда в область за диафрагмой под углом 5…15 градусов к оси РДТТ, что, как показали проведенные экспериментальные работы на специализированной модельной установке, позволяет снизить уровень теплообмена с корпусом стартовой камеры в 2…2,5 раза по сравнению с вводом продуктов сгорания параллельно оси РДТТ, дает возможность уменьшить толщину теплозащитного покрытия на участке за диафрагмой, а следовательно и пассивную массу РДТТ. При уменьшении указанного угла менее 5 градусов интенсивность теплообмена продуктов сгорания с теплозащитным покрытием корпуса стартовой камеры сгорания существенно возрастает и приближается к величине, соответствующей вводу продуктов сгорания параллельно оси РДТТ. При увеличении указанного угла свыше 15 градусов снижение теплообмена становится незначительным, однако при этом существенно возрастают потери полного давления при резких поворотах газового потока при течении по газоводам, а следовательно, и уровень давления в маршевом РДТТ. При уменьшении длины газоводов менее 0,1 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания у диафрагмы не обеспечивается поворот потока на требуемый угол при движении по газоводам ввиду короткой длины газоводов, а при увеличении длины газоводов свыше 0,2 указанного внутреннего диаметра - нерационально возрастает пассивная масса РДТТ ввиду увеличения длины диафрагмы. Выполнение газоводов в виде сектора кольца позволяет обеспечить максимально возможную достаточно большую площадь проходного сечения газоводов для обеспечения снижения скорости потока в выходных сечениях газоводов, что позволяет снизить значения коэффициентов теплоотдачи, а следовательно и нагрев теплозащитного покрытия.- gas gazovodov run at an angle of 5 ... 15 degrees to the axis of the engine with a length (0.1 ... 0.2) D to ensure the input of combustion products of the marching charge in the area behind the diaphragm at an angle of 5 ... 15 degrees to the solid propellant rocket motor, which, as shown by the experimental work on a specialized model installation, allows to reduce the level of heat exchange with the starting chamber body by 2 ... 2.5 times compared with the input of combustion products parallel to the solid propellant rocket axis, makes it possible to reduce the thickness of the heat-shielding coating in the area behind the diaphragm, and hence the passive mass solid propellant When reducing the specified angle of less than 5 degrees, the intensity of heat exchange of combustion products with a heat-shielding coating of the casing of the starting combustion chamber increases significantly and approaches the value corresponding to the input of combustion products parallel to the solid propellant rocket motor axis. With an increase in this angle above 15 degrees, the decrease in heat transfer becomes insignificant, however, this significantly increases the loss of total pressure during sharp turns of the gas flow during flow through the gas channels, and consequently, the pressure level in the cruise solid propellant rocket motor. When reducing the length of gas ducts less than 0.1 of the internal diameter of the starting combustion chamber at the diaphragm, the flow does not rotate to the required angle when moving along the gas ducts due to the short length of the gas ducts, and as the length of the gas ducts increases to more than 0.2 of the specified internal diameter, the passive solid propellant mass increases increasing the length of the diaphragm. Performing gas ducts in the form of a ring sector allows for the largest possible sufficiently large flow area of gas ducts to ensure a reduction in the flow rate in the output sections of the gas ducts, which makes it possible to reduce the values of heat transfer coefficients and, consequently, heat the heat-shielding coating.
- выполнения в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщины теплозащитного покрытия, равной 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов обеспечить тепловую защиту корпуса стартовой камеры сгорания при работе маршевого РДТТ в зоне с локальной интенсификацией теплообмена (область конца рециркуляционной зоны) поскольку длина рециркуляционной зоны, как показали выполненные экспериментальные исследования, обусловлена прежде всего высотой выходного отверстия газоводов h и для параметров газового потока, характерных для современных РДТТ, лежит в пределах (5…10)h. Увеличение в передней части стартовой камеры сгорания длины участка с увеличенной толщиной теплозащитного покрытия свыше 10h нерационально в связи с увеличением пассивной массы при незначительном снижении температуры корпуса.- performing in front of the starting chamber at a distance of not less than 10h the thickness of the heat-shielding coating equal to 1.5 ... 2.5 thickness of the heat-shielding coating in the middle part of the starting chamber, where h = (Dd) / 2 is the height of the outlet of the gas ducts, D is the inner the diameter of the starting combustion chamber at the diaphragm, d is the diameter of the outer circumscribing circumference of the gas ducts to provide thermal protection of the casing of the starting combustion chamber when the main propulsion solid fuel is operating in the zone with local heat exchange intensification (end region of the recirculation zone) since The experimental zone, as shown by the experimental studies, was primarily due to the height of the outlet opening of the gas ducts h and for the gas flow parameters typical of modern solid propellant rocket motors, lies within (5 ... 10) h. The increase in the front part of the starting combustion chamber of the length of the section with an increased thickness of the heat-shielding coating over 10h is irrational due to an increase in the passive mass with a slight decrease in the temperature of the body.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».Signs that distinguish the proposed technical solution from the prototype, not identified in other technical solutions and are not known from the prior art in the process of conducting patent research, which allows to make a conclusion about the compliance of the invention with the criterion of "novelty".
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, а следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».Exploring the level of technology in the course of a patent search on all types of information available in the countries of the former USSR and foreign countries, it was found that the proposed technical solution is not obvious from the prior art, and therefore it can be concluded that the criterion of "inventive step" .
Сущность изобретения заключается в том, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму, по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, согласно изобретению газоводы расположены под углом 5… 15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.The essence of the invention lies in the fact that in a dual-mode rocket engine of solid fuel, containing a cylindrical body, starting and sustainer combustion chambers, a diaphragm, on the periphery of which the gas ducts are evenly spaced, equipped with membranes from the starter combustion chamber, nozzle and heat shield, according to the invention gas ducts are located at an angle of 5 ... 15 degrees to the axis of the engine, and their length is (0.1 ... 0.2) D, while in the front part of the launch chamber at a distance of at least 10h the thickness of the heat shield with puts 1.5 ... 2.5 thickness of heat-insulating coating in the middle part of the starting chamber, where h = (Dd) / 2 is the height of the outlet of the gas ducts, D is the inner diameter of the starting combustion chamber at the diaphragm, d is the diameter of the outer circumscribing gas duct circumference, and gas pipes made in the form of a sector of the ring.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен предложенный РДТТ с частичным вырезом.The invention is illustrated in the drawing, which shows the proposed solid propellant with a partial cut.
Предложенный двухрежимный РДТТ содержит маршевую камеру сгорания 1, диафрагму 2 по периферии которой равномерно расположены газоводы 3, снабженные мембранами 4 со стороны стартовой камеры сгорания 5 с соплом 6, теплозащитное покрытие в средней части стартовой камеры 7, теплозащитное покрытие передней части стартовой камеры 8. Газоводы 3 расположены под углом 5…15 градусов, их длина составляет 0,1…0,2 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания D у диафрагмы. В передней части стартовой камеры 5 на расстоянии не менее 10h толщина 5 теплозащитного покрытия 8 составляет 1,5…2,5 толщины δ1 теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры 5, а газоводы 3 выполнены в виде сектора кольца.The proposed dual-mode RDTT contains a sustained combustion chamber 1, the diaphragm 2 on the periphery of which the
Предложенный двухрежимный РДТТ функционирует следующим образом. После срабатывания стартовой камеры сгорания 5 начинает работать маршевая камера сгорания 1, при этом продукты сгорания проходят через газоводы 3, прорывают мембраны 4, втекают в стартовую камеру сгорания 5 и истекают через сопло 6. За счет предложенного выполнения диафрагмы 2 с газоводами 3 с поперечным сечением в виде сектора кольца, причем длина газоводов составляет 0,1…0,2 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания 5 у диафрагмы 2, а углы между газоводами 3 и осью двигателя - 5…15 градусов обеспечивается снижение уровня теплообмена с корпусом стартовой камеры 5 в 2…2,5 раза по сравнению с вводом продуктов сгорания параллельно оси двухрежимного РДТТ, что дает возможность уменьшить толщину теплозащитного покрытия 8 на участке за диафрагмой 2, по сравнению с РДТТ - прототипом, а следовательно и пассивную массу РДТТ. За счет предложенного выполнения толщины теплозащитного покрытия 8 корпуса стартовой камеры сгорания 5 на расстоянии не менее 10h, равной 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры 7, обеспечивается тепловая защита корпуса стартовой камеры сгорания 5 при работе маршевого РДТТ в зоне с локальной интенсификацией теплообмена (область конца рециркуляционной зоны) при уменьшенной толщине теплозащитного покрытия 8 на большей части стартовой камеры сгорания по сравнению с РДТТ - прототипом.The proposed dual-mode RDTT operates as follows. After triggering the
Выполнение двухрежимного РДТТ в соответствии с изобретением позволило повысить его эффективность за счет снижения пассивной массы, повысить надежность функционирования.The implementation of a dual-mode solid propellant rocket motor in accordance with the invention improved its efficiency by reducing the passive mass, and increased reliability of operation.
Изобретение может быть использовано при разработке двухрежимного РДТТ с высокими энергомассовыми характеристиками.The invention can be used in the development of dual-mode solid propellant solid propellant rocket motors with high energy-mass characteristics.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями двух режимных РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.The specified positive effect was confirmed by testing two mode solid propellant rocket motors made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены испытания, намечено производство.At present, design documentation has been developed, tests have been carried out, production is scheduled.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143566A RU2687500C1 (en) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Dual-mode solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143566A RU2687500C1 (en) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Dual-mode solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2687500C1 true RU2687500C1 (en) | 2019-05-14 |
Family
ID=66578986
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017143566A RU2687500C1 (en) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Dual-mode solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2687500C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115421543A (en) * | 2022-11-02 | 2022-12-02 | 北京宇航系统工程研究所 | Low-temperature storage tank pressure control method and system |
| RU2789097C1 (en) * | 2022-06-02 | 2023-01-30 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Dual-chamber solid propellant rocket engine (spre) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3224681A (en) * | 1963-05-20 | 1965-12-21 | Thiokol Chemical Corp | Alterable thrust nozzle attachment |
| US5160070A (en) * | 1988-08-11 | 1992-11-03 | Fike Corporation | Reverse bulged forward acting scored rupture disc bulkhead structure for multi-stage rocket motor |
| RU2183762C1 (en) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Two-mode nozzle unit for rocket engine |
| RU2272927C1 (en) * | 2004-07-30 | 2006-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Double-regime solid-propellant rocket engine |
| RU2379539C1 (en) * | 2008-06-10 | 2010-01-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Double-duty solid propellant rocket engine |
| RU2390646C1 (en) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Two-mode solid propellant rocket engine |
-
2017
- 2017-12-13 RU RU2017143566A patent/RU2687500C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3224681A (en) * | 1963-05-20 | 1965-12-21 | Thiokol Chemical Corp | Alterable thrust nozzle attachment |
| US5160070A (en) * | 1988-08-11 | 1992-11-03 | Fike Corporation | Reverse bulged forward acting scored rupture disc bulkhead structure for multi-stage rocket motor |
| RU2183762C1 (en) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Two-mode nozzle unit for rocket engine |
| RU2272927C1 (en) * | 2004-07-30 | 2006-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Double-regime solid-propellant rocket engine |
| RU2379539C1 (en) * | 2008-06-10 | 2010-01-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Double-duty solid propellant rocket engine |
| RU2390646C1 (en) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Two-mode solid propellant rocket engine |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2789097C1 (en) * | 2022-06-02 | 2023-01-30 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Dual-chamber solid propellant rocket engine (spre) |
| RU2791165C1 (en) * | 2022-09-26 | 2023-03-03 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Missile body of a rocket projectile |
| RU2790916C1 (en) * | 2022-10-24 | 2023-02-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Dual-mode solid propellant rocket engine |
| CN115421543A (en) * | 2022-11-02 | 2022-12-02 | 北京宇航系统工程研究所 | Low-temperature storage tank pressure control method and system |
| CN115421543B (en) * | 2022-11-02 | 2023-05-16 | 北京宇航系统工程研究所 | Low-temperature storage tank pressure control method and system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6170562B2 (en) | Two circuit injector for turbine engine combustion chamber | |
| CN101806260B (en) | Multitube parallel pulse detonation combustion chamber and ignition detonation method thereof | |
| RU2008124152A (en) | COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE WITH AIR SPIRAL CIRCULATION | |
| RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
| RU2016140562A (en) | UNIVERSAL IGNITION ROCKET ENGINE | |
| US5010728A (en) | Solid fuel turbine engine | |
| CN201696167U (en) | Multi-tube parallel-connection pulse detonation combustion chamber | |
| US20180010800A1 (en) | Shock compression based supersonic combustor | |
| RU2445492C1 (en) | Dual-mode power plant | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| US3267676A (en) | Fuel burner structure | |
| US3166904A (en) | Combustion chamber for gas turbine engines | |
| US20220252004A1 (en) | Radial pre-detonator | |
| RU2313685C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
| RU2806232C1 (en) | Rocket projectile launched from tubular guide | |
| RU2726835C2 (en) | Rocket engine of solid fuel | |
| RU2790916C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2816347C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU161009U1 (en) | MOTOR INSTALLATION | |
| CN105756806A (en) | Axial symmetry spray pipe having afterburning function | |
| RU2624682C1 (en) | Annular combustion chamber of gas turbine engine and method of working process implementation | |
| RU2791165C1 (en) | Missile body of a rocket projectile |